Центробежный суфлер



Центробежный суфлер
Центробежный суфлер
Центробежный суфлер
Центробежный суфлер
Центробежный суфлер

 


Владельцы патента RU 2548228:

Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" (RU)

Центробежный суфлер относится к области авиадвигателестроения, а именно к конструкции центробежного суфлера системы суфлирования авиационного газотурбинного двигателя (ГТД). Центробежный суфлер содержит ротор с установленной на нем центробежной крыльчаткой, размещенной в цилиндрической расточке корпуса, в котором выполнена кольцевая канавка для отвода масла. Лопатки крыльчатки, расположенные напротив канавки для отвода масла, выполнены с выступом, заведенным в последнюю. Крыльчатка может быть снабжена поперечными перегородками, образующими полости, последовательно сообщенные между собой. Выходной канал из кольцевой канавки корпуса выполнен тангенциально по отношению к ней. Цилиндрическая поверхность корпуса и соответствующая ей часть крыльчатки можгу быть выполнены ступенчатыми. Технический результат изобретения - повышение эффективности отделения масла от газа, уменьшение расхода масла в двигателе и загрязнения атмосферы. 3 з.п. ф-лы, 5ил.

 

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно, к конструкции центробежного суфлера системы суфлирования авиационного газотурбинного двигателя (ГТД).

Известен центробежный суфлер, содержащий ротор с установленной на нем центробежной крыльчаткой, размещенной в цилиндрической расточке корпуса, в котором выполнена кольцевая канавка для отвода масла (см. Г.С. Скубачевский. Авиационные газотурбинные двигатели. М.: Машиностроение, 1969 г., с.484, 485).

Этот суфлер предназначен для отделения масла из газа при суфлировании масляных полостей силовых установок с атмосферой. При этом эффективность суфлера оценивается по количеству неотделенного масла, содержащегося в выходящем из суфлера газе.

Известно, что эффективность суфлера падает при увеличении концентрации масла в газомасляной смеси и при увеличении ее расхода через суфлер, а это, в свою очередь, ведет к потере масла в двигателе и к загрязнению атмосферы.

Причиной ухудшения маслоотделения суфлером является недостаточная эффективность отвода масла из кольцевой канавки, так как попавшее в нее из крыльчатки масло тормозится о неподвижные стенки кольцевой канавки корпуса; скоростной напор и центробежная сила, действующая на масло в кольцевой канавке, уменьшаются и величина давления, под действием которого масло уходит по трубопроводу в масляную систему двигателя, резко падает. При недостаточной эффективности отвода масла из кольцевой канавки оно переполняет ее и вновь попадает в межлопаточную часть крыльчатки, что и способствует проникновению отдельных частиц масла в канал выхода газа в атмосферу.

Задачей настоящего изобретения является повышение эффективности центробежного суфлера, в том числе при повышенной концентрации масла в газомасляной смеси и при увеличении ее расхода через суфлер.

Указанная задача решается тем, что в центробежном суфлере, содержащем ротор с установленной на нем центробежной крыльчаткой, размещенной в цилиндрической расточке корпуса, в котором выполнена кольцевая канавка для отвода масла, согласно изобретению, лопатки крыльчатки, расположенные напротив канавки для отвода масла, выполнены с выступом, заведенным в последнюю. При этом крыльчатка может быть снабжена поперечными перегородками, образующими полости, последовательно сообщенные между собой. Кроме того, выходной канал из кольцевой канавки корпуса выполнен тангенциально по отношению к кольцевой канавке. Также цилиндрическая поверхность корпуса и соответствующая ей часть крыльчатки могут быть выполнены ступенчатыми.

Эффективность отделения масла в предлагаемом центробежном суфлере повышается за счет выполнения лопаток крыльчатки, расположенных напротив канавки для отвода масла, с выступом, заведенным в канавку корпуса. Из этой канавки производится отвод масла из суфлера по трубопроводу в масляную систему двигателя. Наличие выступа в крыльчатке позволяет сохранить угловую скорость масла в канавке такую же, как и внутри ротора, а это, в свою очередь, увеличивает скоростной напор и центробежную силу, действующие на масло, находящееся в кольцевой расточке, и тем самым способствует более быстрой эвакуации его из суфлера в двигатель.

Ступенчатое выполнение наружного диаметра крыльчатки и соответствующей ей цилиндрической расточки корпуса при выполнении ротора с поперечными перегородками, образующими полости, последовательно сообщенные между собой, позволяет практически исключить возможность попадания отделенного масла, находящегося на периферии крыльчатки, из полости с большей концентрацией масляных частиц в газе в полость с меньшей концентрацией.

Выполнение выходного масляного канала из кольцевой канавки корпуса с тангенциальным направлением по отношению к этой канавке также способствует лучшему отводу масла из суфлера с минимальными потерями.

Предлагается также цилиндрическую поверхность корпуса и соответствующую ей часть крыльчатки выполнить ступенчатыми. Такое решение позволит избежать перетечки отделенного масла из ступени с меньшим диаметром в ступень с большим диаметром, так как маслу трудно преодолеть движение против центробежных сил. А значит в ступень, расположенную ближе к выходному воздушному каналу, не попадет масло, отделенное в предыдущей ступени. Такая многоступенчатая очистка воздуха от масла позволит существенно сократить выброс масла в атмосферу.

Пример выполнения изобретения приведен на прилагаемых чертежах.

На фиг.1 изображен продольный разрез центробежного суфлера;

на фиг.2 - продольный разрез центробежного суфлера с поперечными перегородками;

на фиг.3 - элемент А фиг.2;

на фиг.4 - сечение Б-Б фиг.2;

на фиг.5 - сечение В-В фиг.2.

Центробежный суфлер содержит ротор 1 с установленной на нем центробежной крыльчаткой 2, размещенной в цилиндрической расточке 3 корпуса 4, в котором выполнена кольцевая канавка 5 для отвода масла. Лопатки крыльчатки 2, расположенные напротив канавки 5 для отвода масла, выполнены с выступом 6, заведенным в канавку 5. Крыльчатка 2 может быть снабжена поперечными перегородками 7, 8, 9, образующими полости, последовательно сообщенные между собой окнами 10, 11, 12; причем окна 10 и 12 расположены на наружном диаметре крыльчатки, а окна 11 на внутреннем. Цилиндрическая расточка 3 и соответствующая ей часть крыльчатки могут быть выполнены ступенчатыми (фиг.2) с поперечными ступеньками 13. Цилиндрическая расточка 3 и соответствующая ей часть крыльчатки могут быть выполнены конусными с углом наклона конической поверхности α. Угол наклона поверхности может составлять 2…3°.

Ротор суфлера установлен на шариковых подшипниках 14 и 15. Подвод газомасляной смеси осуществляется через вход 16. Выход очищенного газа в атмосферу осуществляется через отверстие 17. Отвод отделенного масла из суфлера осуществляется через тангенциально расположенный по отношению к кольцевой канавке спиральный сборник 18 в выходной канал 19. На цилиндрической расточке 3 (фиг.1) имеется винтовая канавка 20. Направление движения масла показано зачерненными стрелками, направление движения газа - незачерненными стрелками, направление движения газомасляной смеси - стрелками, зачерненными наполовину.

При работе центробежного суфлера газомасляная смесь поступает на вход 16 и через внутренние каналы корпуса заходит в межлопаточную полость крыльчатки 2 и закручивается ее лопатками. Под действием центробежных сил более тяжелые частицы масла отбрасываются крыльчаткой 2 на цилиндрическую расточку 3, попадают в винтовую канавку 20 (см. фиг.1) и по ней перемещаются в кольцевую канавку 5, из которой под действием центробежных сил масло перемещается по спиральному сборнику 18 в выходной канал 19. При этом эффективность отвода масла из кольцевой канавки 5 увеличивается (по сравнению с прототипом) за счет расположения части крыльчатки 2 с выступом 6 внутри кольцевой канавки 5. В свою очередь, газ проходит вдоль крыльчатки и выходит через отверстие 17 в атмосферу. При выполнении центробежного суфлера с поперечными перегородками газомасляная смесь поступает в межлопаточную полость крыльчатки 2, закручивается ее лопатками, доходит до перегородки 7, поворачивает в радиальном направлении, изменяет направление и проходит через окна 10. При этом часть масляных частиц отбрасывается на наружный диаметр крыльчатки и попадает в кольцевую канавку 5. Пройдя через окна 10, газомасляная смесь вновь поворачивает, меняет направление на осевое, проходит через окна 11, далее меняет направление на радиальное, поворачивает и проходит через окна 12, далее еще раз проходит в радиальном направлении и выходит через отверстие 17 в атмосферу. На всем пути движения газомасляной смеси частицы масла отбрасываются на цилиндрическую (или коническую) расточку 3 корпуса и передвигаются в сторону кольцевой канавки 5. Увеличение числа поворотов и длины пути внутри крыльчатки способствует улучшению отделения масла в суфлере. При этом ступенчатое выполнение наружного диаметра крыльчатки 2 и цилиндрической расточки 3 корпуса не позволяет частицам масла, находящемся на периферии крыльчатки, переходить из секции с большей концентрацией масла в секцию с меньшей концентрацией, так как этому препятствует уступ на каждой из ступенек корпуса и крыльчатки.

Предлагаемая совокупность конструктивных изменений позволит получить качественное улучшение работы центробежного суфлера и позволит уменьшить содержание масла в выбрасываемом в атмосферу воздухе в несколько раз. Ступенчатое выполнение крыльчатки с заходом части крыльчатки в кольцевую канавку для отвода масла позволит существенно увеличить скоростной напор и центробежную силу, действующие на масло, находящееся в кольцевой расточке. Сочетание части ступенчатой крыльчатки, заведенной в кольцевую канавку, с тангенциальным выходом масла превращает эту часть суфлера в полноценный центробежный насос и тем самым способствует более эффективной эвакуации его из суфлера обратно в двигатель. Это позволит также устранить выбросы масла из двигателя при нештатной работе маслосистемы и при больших забросах масла в систему суфлирования двигателя.

Использование изобретения позволит улучшить эффективность отделения масла суфлером, существенно уменьшить расход масла в двигателе и уменьшить загрязнение атмосферы.

1. Центробежный суфлер, содержащий ротор с установленной на нем центробежной крыльчаткой, размещенной в цилиндрической расточке корпуса, в котором выполнена кольцевая канавка для отвода масла, отличающийся тем, что лопатки крыльчатки, расположенные напротив канавки для отвода масла, выполнены с выступом, заведенным в последнюю.

2. Центробежный суфлер по п.1, отличающийся тем, что крыльчатка снабжена поперечными перегородками, образующими полости, последовательно сообщенные между собой.

3. Центробежный суфлер по п.1, отличающийся тем, что выходной канал из кольцевой канавки корпуса выполнен тангенциально по отношению к кольцевой канавке.

4. Центробежный суфлер по п.2, отличающийся тем, что цилиндрическая поверхность корпуса и соответствующая ей часть крыльчатки выполнены ступенчатыми.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и касается устройства маслосистемы газотурбинного двигателя. В масляной системе, содержащей подключенную к масляным полостям опор ротора магистраль откачки масловоздушной эмульсии, сообщенную с маслобаком, и центробежный суфлер с магистралью сброса в маслобак уловленного суфлером масла, в магистраль откачки встроен эжектор так, что выход из магистрали откачки выполнен соплом для эжектирующего потока масловоздушной эмульсии, а выход магистрали сброса уловленного суфлером масла выполнен соплом для эжектируемого потока в магистрали сброса масла, которое через смесительную камеру и диффузор сообщено с маслобаком.

Изобретение относится к элементам систем газотурбинных двигателей и может быть использовано в качестве суфлера-сепаратора в маслосистемах авиационных высокотемпературных ГТД.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к конструкции упругих опор роторов турбомашин. Упругая опора содержит установленный на валу подшипник, статорный элемент, обечайку, по меньшей мере, две спицы и кольцевой элемент с фланцем.

Изобретение относится к упругодемпферным опорам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. В упругодемпферной опоре (1) турбины корпус (2) содержит радиальное ребро (7) с пристыкованными к нему ограничивающими масляную полость (10) фланцами (8) и (9) и стенку (11) с пристыкованными к ней трубами (18) подвода воздуха.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к масляной системе авиационного газотурбинного двигателя. В известной маслосистеме, содержащей маслобак, масляный фильтр с сифонным затвором и жиклер стравливания воздуха в петле сифонного затвора, установленные в магистрали подачи масла в двигатель, причем петля сифонного затвора с жиклером стравливания воздуха расположена внутри полости маслобака, а жиклер сообщен со свободным его объемом, согласно изобретению, восходящая часть петли сифонного затвора образована магистралью подвода масла к фильтру, а ниспадающая часть петли образована внутренней полостью корпуса масляного фильтра.

Упругодемпферная опора ротора турбомашины содержит подшипник, установленный на валу, статорный элемент. Статорный элемент содержит обечайку и закрепленную на наружном кольце подшипника обечайку.

Газотурбинный двигатель содержит корпус, ротор, включающий вал. Один конец вала жестко скреплен с рабочим колесом турбины, на который насажена цилиндрическая втулка ротора, выполненный с возможностью его газодинамического поддержания, а на свободном конце зафиксировано колесо центробежного компрессора, снабженный упорным подшипником.

Вентилятор (1) газотурбинного двигателя включает в себя радиально-упорный подшипник (9), внутреннее кольцо (14) которого закреплено гайкой (10) с радиальными выступами (22) под ключ на резьбовом хвостовике (13) и жиклер (26) подачи масла на смазку.

Турбокомпрессор (10, 10′), приводимый в действие отработавшими газами, для двигателя внутреннего сгорания содержит датчик (32) частоты вращения и элемент (30, 30′, 40, 40′, 40″) в виде втулки для осевой фиксации по меньшей мере одного подшипника (24, 26) вала (22) турбокомпрессора.

Настоящее изобретение относится к области разработки газотурбинных двигателей, а более конкретно к конструкции газосборника выходного устройства турбовальных двигателей - ТВаД, предназначенных для эксплуатации в составе вертолетов.

Изобретение относится к машиностроению, преимущественно к турбиностроению, и предназначено для использования в качестве опоры быстровращающегося ротора газовой турбины, выполненной в виде двух отдельных ребер, установленных в имеющийся корпус с крышкой и приваренных к нему монтажным швом перпендикулярно оси предварительно выполненной в ребрах расточки заподлицо с горизонтальным разъемом корпуса и соединенных по нему с верхним ребром; при этом верхнее ребро соединено с имеющейся крышкой посредством крепежа и подогнанной по месту дистанционной шайбы. Выполненная таким образом опора быстровращающегося ротора для восприятия его динамической неуравновешенности достигнута путем соединения в единое целое имеющихся корпуса с крышкой, а также ребер, соединенных с корпусом и крышкой, что обеспечивает требуемую податливость порядка 5 мк/тонну усилия опоры быстровращающегося ротора, тем самым уменьшает трудоемкость и сокращает сроки переоборудования газовой турбины. 3 ил.

В газотурбинном двигателе воздушные полости валов и подшипниковых опор соединены с кольцевыми коллекторами повышенного и пониженного давления воздуха, выполненными с возможностью переключения отбора воздуха с коллектора повышенного на коллектор пониженного давления воздуха. Коллектор пониженного давления воздуха на входе соединен с проточной частью газотурбинного двигателя за третьей ступенью компрессора низкого давления. Коллектор повышенного давления воздуха на входе соединен с проточной частью газотурбинного двигателя за третьей ступенью компрессора высокого давления. Между коллектором повышенного давления воздуха и воздушными полостями подшипниковых опор и валов установлен воздухо-воздушный теплообменник, размещенный в канале наружного контура газотурбинного двигателя. Изобретение повышает надежность газотурбинного двигателя путем снижения температуры воздуха, поступающего из коллектора повышенного давления на охлаждение валов газотурбинного двигателя и на наддув воздушных полостей подшипниковых опор. 4 ил.

Приводной центробежный суфлер относится к области авиадвигателестроения, в частности к элементам маслосистемы авиационного газотурбинного двигателя (ГТД). Приводной центробежный суфлер ГТД содержит корпус с маслосбрасывающей резьбой и маслоулавливающей канавкой и установленную в нем осевую крыльчатку, вход в которую сообщен с каналом подвода газомасляной смеси, а выход - через газоотводящие окна с выходным патрубком суфлера. Проточная часть крыльчатки выполнена в виде направляющей диафрагмы, увеличивающейся в диаметре в сторону выхода, причем участок диафрагмы с максимальным диаметром, меньшим наружного диаметра лопаток крыльчатки, образует с корпусом дополнительные окна, сообщенные через газоотводящие окна с выходным патрубком суфлера. Лопатки крыльчатки, расположенные в зоне размещения маслоулавливающей канавки, выполнены с выступом, заведенным в последнюю. Маслоулавливающая канавка сообщена со входом регулируемого подпружиненного клапана постоянного перепада, выход из которого сообщен с маслосистемой двигателя. Изобретение позволит повысить эффективность отделения масла от газа и сократить расход масла в двигателе. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Двухроторный газотурбинный двигатель содержит роторы низкого и высокого давления, установленные с возможностью вращения в неподвижном картере. Ротор низкого давления содержит компрессор и турбину, соединенные валом низкого давления, поддерживаемым передним опорным подшипником, а также первым задним и дополнительным задним опорными подшипниками. Первый задний опорный подшипник и дополнительный задний опорный подшипник поддерживаются выпускным картером неподвижного картера. Ротор высокого давления установлен на переднем и заднем опорных подшипниках ротора высокого давления. Задний опорный подшипник ротора высокого давления является межвальным опорным подшипником, содержащим внутреннюю дорожку, неподвижно соединенную с ротором турбины высокого давления, и наружную дорожку, неподвижно соединенную с валом низкого давления. Изобретение позволяет уменьшить радиальные зазоры на концах лопаток роторов под нагрузкой, возникающей при маневрировании летательного аппарата. 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Турбореактивный двигатель включает в себя вентилятор (2) с входным обтекателем (3) на рабочем колесе (4) и радиально-упорный подшипник (5) с лабиринтными уплотнениями масляной полости (7), а также компрессор низкого давления (8) и компрессор высокого давления (9). С передней стороны лабиринтных уплотнений последовательно расположены кольцевая полость охлаждающего воздуха повышенного давления и кольцевая полость обогревающего воздуха повышенного давления. Кольцевая полость охлаждающего воздуха на выходе через лабиринтные уплотнения соединена с масляной полостью, а на входе - через трубы, расположенные в каналах опоры масляной полости, незамкнутый коллектор и трубу в масляной полости - с периферийной полостью (17) проточной части (18) компрессора низкого давления (8) на его выходе (19). Кольцевая полость обогревающего воздуха соединена на выходе с воздушными полостями (23) входного обтекателя (3), а на входе - через разрыв незамкнутого коллектора и трубу (25) в масляной полости радиально-упорного подшипника вентилятора - с проточной частью (26) на выходе (27) компрессора высокого давления (9). Достигается повышение надежности двигателя за счет противообледенительного обогрева обтекателя вентилятора и повышения эффективности лабиринтного уплотнения масляной полости радиально-упорного подшипника вентилятора. 3 ил.

Газотурбинный двигатель содержит ротор, радиально наружную и внутреннюю статорные части, между которыми проходит воздушный канал компрессора, кольцевой зазор между ротором и радиально внутренней статорной частью, а также выпускной трубопровод. Ротор включает роторную часть подшипника, работающего на текучей среде, а радиально внутренняя статорная часть содержит его статорную часть. Кольцевой зазор образует кольцевой воздушный канал, сообщающийся с воздушным каналом компрессора. В направлении потока воздуха в кольцевом воздушном канале площадь последнего уменьшается в первой части и затем увеличивается во второй части. Впуск выпускного трубопровода для ввода воздуха, прошедшего через вторую часть кольцевого воздушного канала, расположен аксиально между второй частью кольцевого воздушного канала и подшипником, работающим на текучей среде. При эксплуатации указанного выше газотурбинного двигателя вращают ротор относительно радиально наружной и внутренней статорных частей. Пропускают сжатый воздух через воздушный канал компрессора в кольцевой воздушный канал, образованный частью кольцевого зазора между ротором и радиально внутренней статорной частью. Группа изобретений позволяет исключить попадание жидкости из подшипниковой камеры в воздушный канал компрессора. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в качестве суфлера-сепаратора в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей. Оба опорных подшипника размещены по одну сторону крыльчатки со стороны приводного вала и расположены внутри единого установленного концентрично поверх вала стакана, открытая сторона которого развернута в направлении каналов подвода газомасляной смеси, а донышко через образованную в нем кольцевую щель сообщено с корневой частью межлопаточных каналов крыльчатки. Изобретение позволяет повысить надежность работы суфлера и упростить его конструкцию. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Конструкция для авиационного турбореактивного двигателя содержит подшипник качения, опору подшипника, вкладыш между наружным кольцом подшипника и опорой, а также средства соединения наружного кольца с опорой и средства, обеспечивающие осевое удержание наружного кольца. Средства соединения наружного кольца с опорой содержат крепежный фланец, установленный на опоре, и гибкие соединительные средства, закрепленные на наружном кольце и на крепежном фланце. Средства, обеспечивающие осевое удержание наружного кольца, содержат первые и вторые упорные средства. Первые упорные средства соединены с вкладышем и выполнены с возможностью его осевого удержания относительно опоры в случае разрыва гибких соединительных средств. Вторые упорные средства соединены с вкладышем и выполненные с возможностью осевого удержания наружного кольца относительно вкладыша в случае разрыва гибких соединительных средств. Вторые упорные средства выполнены в виде штифтов, отстоящих в окружном направлении друг от друга и заходящих, каждый, в гнездовое отверстие, выполненное во вкладыше. Штифты содержат радиально внутренний конец, находящийся в кольцевом пазу, выполненным на наружном кольце подшипника и содержащем множество сквозных радиальных проходных отверстий, выходящих в дно кольцевого паза. Каждый из штифтов расположен радиально напротив сплошной части дна кольцевого паза. При монтаже указанной конструкции наружное кольцо вставляют во вкладыш таким образом, чтобы совместить в радиальном направлении каждое из проходных отверстий, выполненных в кольце, с гнездовым отверстием для штифта, выполненным во вкладыше. Штифты вставляют в гнездовые отверстия через проходные отверстия таким образом, чтобы радиально внутренний конец каждого штифта зашел в кольцевой паз наружного кольца. Наружное кольцо поворачивают таким образом, чтобы каждый штифт оказался в радиальном направлении напротив сплошной части дна упомянутого кольцевого паза, и устанавливают крепежный фланец на опору подшипника. Другое изобретение группы относится к авиационному турбореактивному двигателю, содержащему указанную выше конструкцию. Группа изобретений позволяет снизить габариты и массу подшипниковой опоры турбореактивного двигателя. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к опорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. В опоре газотурбинного двигателя на валу ротора компрессора расположены шарикоподшипник и ведущая шестерня с буртом. В устройстве подвода масла под ведущей шестерней, между ее буртом и упорным выступом расположена стяжная гайка с пазами, перед которыми установлена форсунка подачи масла. Расстояние от бурта ведущей шестерни до упорного выступа L1=1,1-2,5L2, где L2 - осевая длина стяжной гайки. Контровка стяжной гайки имеет Т-образную форму и расположена в ответном Т-образном пазу вала ротора. Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности путем упрощения конструкции и снижения массы устройства подачи масла под шарикоподшипник. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Передняя опора ротора турбины низкого давления двухвального газотурбинного двигателя содержит радиально-упорный подшипник, кольцевой элемент и V-образные элементы. Внутреннее кольцо радиально-упорного подшипника установлено на валу ротора низкого давления, а его наружное кольцо установлено в узле конической передачи на внутренней поверхности конической шестерни, контактирующей с рессорой посредством шлицевого соединения. Рессора контактирует с цапфой ротора высокого давления посредством шлицевого соединения и содержит средство фиксации, ограничивающее ее осевое смещение в направлении от радиально-упорного подшипника. Кольцевой элемент установлен на внутренней поверхности конической шестерни, зафиксирован в ней от проворота посредством шлицевого соединения и контактирует по торцу с наружным кольцом. V-образные элементы расположены по окружности между радиально-упорным подшипником и рессорой. Каждый из V-образных элементов образован двумя качалками, соединенными друг с другом посредством шарнирного соединения. В месте соединения качалок установлен груз, а свободные концы качалок соединены с наружным кольцом и рессорой соответственно посредством шарнирных соединений. Рессора содержит средство фиксации, ограничивающее ее осевое смещение в направлении к радиально-упорному подшипнику. Изобретение позволяет упростить доводку газотурбинного двигателя. 1 ил.
Наверх